基于副翼差動偏轉(zhuǎn)的飛機增升方法和建模研究

田華

【摘 要】本文分析了飛機副翼和襟翼的異同點，以無增升裝置的飛機為背景，利用左右副翼的差動偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)副翼對襟翼的模擬，從而達到增升的目的。文章定性分析了差動副翼對縱向、橫航向氣動特性的影響，并從控制的角度定量計算了飛機差動副翼操縱時的受力和力矩的表達式，得到了小擾動線性方程。

【關(guān)鍵詞】差動副翼；襟翼；氣動特性；小擾動方程

0 引言

副翼是安裝在機翼翼梢后緣外側(cè)的可動翼面，為飛機的主操作舵面。它的主要功能是通過操縱左右副翼差動偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，使飛機做滾轉(zhuǎn)機動。襟翼是安裝在機翼后緣內(nèi)側(cè)的翼面，主要功能是在飛機起飛和著陸過程中，通過繞軸向后下方偏轉(zhuǎn)增加升力，減小飛機的失速速度，從而提高飛機的安全性。隨著飛行器應(yīng)用需求的不斷拓寬，擁有高速、大飛行包線和大機動飛行性能的飛機成為當(dāng)代研究的熱點?？紤]到氣動布局及控制的復(fù)雜性，通常不配備增升裝置（即襟翼），這對于高性能飛機的安全性能是一個嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。因此，基于副翼和襟翼的相似性，可以考慮利用副翼的共模量實現(xiàn)襟翼的功能[1]。

1 差動副翼對縱向氣動特性的影響

在起落階段，由于副翼模擬襟翼的功能，使得飛機的構(gòu)型發(fā)生了變化。在縱向上，左右副翼的共模偏轉(zhuǎn)相當(dāng)于非后退式襟翼的偏轉(zhuǎn)，基本不改變機翼平面投影面積和局部弦長，但是改變了所在剖面的有效彎度，從而改變了翼身組合體的零升角及零升力矩系數(shù)。同時，對應(yīng)一定幾何迎角，氣動迎角隨有效彎度增加而增加，從而起到增升效果。

2 差動副翼對橫航向氣動特性的影響

由于左右副翼的反向偏轉(zhuǎn)使機翼展向環(huán)量分布出現(xiàn)相反的變化量，同時還使左右翼阻力不等，從而引起了滾轉(zhuǎn)和偏航力矩[2，3]。對于無差動副翼，正的舵偏角會引起負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩和正的偏航力矩，通常為了降低對左滾操縱不利的右偏航力矩，采用上偏副翼的角度大于下偏副翼的角度（副翼共模偏轉(zhuǎn)為負(fù)），即通過改變型阻削弱不利的偏航力矩作用。但為了起落時，實現(xiàn)增升效果、減小飛機失速速度，我們希望副翼共模偏轉(zhuǎn)為正，這一動作增大了不利偏航力矩，下一節(jié)將會對此進行具體分析。

3 副翼差動操縱的小擾動線性方程

上兩式中第2項均遠(yuǎn)小于第1項，因此可以簡化表達式為：

綜上所述，與副翼的對稱操縱相比，副翼的不對稱操縱使升力、阻力、俯仰力矩和偏航力矩發(fā)生了變化，則諸外力和和外力矩項的小擾動展開式可寫作：

由此，飛機縱、橫向小擾動方程的矩陣形式將修改為：

和

由以上分析可見，副翼的差動操縱引起升力、阻力及偏航力矩的增加，俯仰力矩的變化是根據(jù)機翼焦點與壓力中心的前后位置決定的，這與1、2節(jié)分析的結(jié)果一致。

4 結(jié)束語

【參考文獻】

[1]馮立好，王晉軍，于東升.多操縱面無尾布局飛機橫航向控制[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2010，36（9）：1038-1042.

[2]胡兆豐.飛行動力學(xué)[M].國防工業(yè)出版社，1985.

[3]方振平，陳萬春，張曙光.航空飛行器飛行動力學(xué)[M].北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[責(zé)任編輯：田吉捷]endprint